선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 추가적으로 이 프로그램은 몇 가지의 부수적 목표를 가지는데, 첫 번째는 능동 냉각, 자체 제어 스크램제트 엔진의 지상 및 비행 시험이며, 여기서 얻은 데이터는 부가적으로 극초음속 물리현상을 이해하고 전산 설계 도구를 확립 하는데 이용될 것이다. 두 번째 및 세 번째 목표는 실용성 있는 흡열성 연료 스크램제트 엔진 및 순 추력을 내는 자유 비행 스크램제트 추진 비행체를 실증하는 것이다.
- 14는 X-1 엔진의 지상 시험 사진이다. 시험의 목적은 엔진 점화에 서부터 JP-7 으로의 연료 전환, 폐쇄형 연료 체계, 엔진과 제어 장치의 열적-구조적 강도를 실증하고, 추진 성능과 작동성이 X-51A의 임무 수행에 적합한지 규명하는 것이었다. 실험은 2007년 7월 종료 되었고, X-51A 의 동체 선두부부터 노즐까지 모든 요소를 통합한 실험이 완료되었다.
제안 방법
- 직접 연결식 시험 장치는 X-51A 연료 분배 밸브로 적절한 연료 분배를 가능케 하여 결합된 isolator-연소기 작동을 모사할 수 있었다. 2004년 12월에서 2006년 8월까지 UTRC에서 30 회이상 비행 조건을 시험하였으며, 연구 주제인 에틸렌에서 JP-7 로의 전환 점화, 총 당량비에 대한 JP-7 의 연소 민감도, 연료 분배, 비행 엔탈피, 동압 그리고 높은 마하수에서의 스크램제트 모드 전환 등을 시험하였다.
- DARPA 는 미래에 사용될 고속 무기 개발의 필요성 때문에 1997년부터 스크램제트 개발에 참여한다. DARPA 가 주도한 Affordable Rapid Response Missile Demonstrator (ARRMD) 프로그램의 일환으로 탄화수소를 연료로 하는 두 개의 개념 체계가 제안되었는데, 하나는 waverider 라는 동체에 이차원 HyTech 엔진을 사용하는 것이었고, 다른 하나는 Johns Hopkins 대학 응용 물리 실험실에서 제안한 둥근 동체에 축대칭 Dual Combustion Ramjet (DCR)을 사용하는 개념이었다. 1999년에 ARRMD 프로그램에 전자의 개념이 채택되지만, 후자의 개념 역시 다른 프로그램에서 채택하게 된다.
- 다만 세세한 부분까지는 제작이 진행되지 않았으므로 ARRMD 개념 설계에서 많은 부분을 수정할 필요가 있었다. X-51A의 전반적인 유체역학적 데이터를 획득하기 위해 CART3D를 이용해 비점성 유동장을 해석하였고, OVERFLOW 를 이용해 점성 유동장을 해석하였다. 비행체의 안전한 분리, 공기 와의 마찰열, 비행체의 성능, 경계층 전이 그리고 핀의 변형을 알아보기 위해 80여 가지의 격자 모델을 이용하여 2,000번 이상의 수치 해석을 수행하였다.
- 그 후 미 공군은 NASA 와 함께 HyTech 엔진을 X-43C에 장착하여 비행실험을 계획하지만, NASA 가 우주 분야에 X-43C 계획을 포기함에 따라 미 공군은 ARRMD에서 폐기된 waverider의 디자인을 살려 자체적으로 HyTech 엔진 비행 실험을 하기로 결정하였다. 이에 DARPA가재정적 후원자로 참여하여 2005년에 Scramjet Engine Demonstrator (SED) 프로그램을 시작하였다.
- 온도와 열부하 정도를 알아보기 위해 Calspan-University of Buffalo Research Center (CUBRC) Large Energy National Shock Tunnel 2 (LENS-2)에서 X-51 실물 크기 모델 풍동 실험을 하였다. 또, 산학 협동의 일환으로 Purdue 대학의 Mach-6 Quiet Tunnel에서 경계층 전이 실험을 하였다. 마지막으로 비행체 노즐에 사용된 BLA-HD의 시험이 2008년 여름 ATK/GASL에서 수행되었다.
- 순항체의 공기역학적인 특성과 핀의 변형 정도를 알아보기 위해 PSWT, AEDC의 von Karman Gas Dynamics Facility (VKF) 그리고 NASA LaRC의 Unitary Plan Wind Tunnel 에서 20% 축소 모델 풍동실험을 하였다. 마하수, 받음각 그리고 사이 드슬립 각도에 따라 엔진에 들어가는 공기 흡입량 측정하는 실험을 PSWT에서 수행하였다. 온도와 열부하 정도를 알아보기 위해 Calspan-University of Buffalo Research Center (CUBRC) Large Energy National Shock Tunnel 2 (LENS-2)에서 X-51 실물 크기 모델 풍동 실험을 하였다.
- 티타늄은 연결부의 유로와 부스터의 boattail 에만 제한적으로 사용된다. 부스터 표면은 별도의 수정을 하지 않았지만 고공에서의 성능 향상을 위하여 철제 노즐의 면적비를 확장하였다.
- 미 공군은 HyTech 프로그램에서 엔진 개발의전 단계로써, 직접 연결식 초음속 연소기 시험 장치, 공기흡입구와 isolator 의 freejet 풍동 시험 모델, 열교환기 서브시스템 등의 개발 및 시험을 수행하였으며, 연소기 열부하, 연료 분배 밸브 성능, 폐쇄형(closed-loop) HyTech 연료 시스템과 소프트웨어의 성능 시험을 수행하였다. 부품 성능 시험 완료 후 freejet 풍동을 이용하여 일련의 복잡한 엔진 실증 시험을 실시하였다. Fig.
- 비행체의 안전한 분리, 공기 와의 마찰열, 비행체의 성능, 경계층 전이 그리고 핀의 변형을 알아보기 위해 80여 가지의 격자 모델을 이용하여 2,000번 이상의 수치 해석을 수행하였다. 비행체 전체와 순항 동체의 풍동실 험을 3,200회 이상 실시하였고, 전체 실험 시간도 1,700시간을 상회한다.
- 비행체 전체의 공기역학적인 데이터를 알아보기 위해 North American Aviation Research Tunnel (NAART), NASA LaRC Tunnel 16T 그리고 Boeing's Polysonic Wind Tunnel (PSWT)에서 14% 축소 모델 풍동실험을 하였다.
- X-51A의 전반적인 유체역학적 데이터를 획득하기 위해 CART3D를 이용해 비점성 유동장을 해석하였고, OVERFLOW 를 이용해 점성 유동장을 해석하였다. 비행체의 안전한 분리, 공기 와의 마찰열, 비행체의 성능, 경계층 전이 그리고 핀의 변형을 알아보기 위해 80여 가지의 격자 모델을 이용하여 2,000번 이상의 수치 해석을 수행하였다. 비행체 전체와 순항 동체의 풍동실 험을 3,200회 이상 실시하였고, 전체 실험 시간도 1,700시간을 상회한다.
- 비행체 전체의 공기역학적인 데이터를 알아보기 위해 North American Aviation Research Tunnel (NAART), NASA LaRC Tunnel 16T 그리고 Boeing's Polysonic Wind Tunnel (PSWT)에서 14% 축소 모델 풍동실험을 하였다. 순항체의 공기역학적인 특성과 핀의 변형 정도를 알아보기 위해 PSWT, AEDC의 von Karman Gas Dynamics Facility (VKF) 그리고 NASA LaRC의 Unitary Plan Wind Tunnel 에서 20% 축소 모델 풍동실험을 하였다. 마하수, 받음각 그리고 사이 드슬립 각도에 따라 엔진에 들어가는 공기 흡입량 측정하는 실험을 PSWT에서 수행하였다.
- 스프레이로 뿌린 뒤 사포로 문지르 거나 외형틀을 제거하면 원하는 형태로 만들어낼 수 있으며, 비행체에 존재하는 연결 부위 및 정비 판넬 틈새 등을 채우는 데에도 이용된다. 스크램제트 엔진에서 나온 고온의 연소 가스로 부터 노즐 내부를 보호하기 위해 허니콤으로 강화된 형태의 BLA-HD 폼을 노즐 내부에 사용하였다. 엔진은 재생 냉각을 이용하여 능동적으로 열제어를 하는 반면 기체는 예측된 열부하에 맞추어 재료의 선정 및 두께를 변화 시키는 수동형 열설계 방식을 택하였다.
- 연소 성능의 관점에서 연료는 가능한 공기 흡입구 쪽에서 분사하여야 긴 체류 시간을 확보할수 있지만, 열적 질식(choking)에 의한 unstart를 방지하기 위해서 시동시 연료 분사는 뒤쪽 연료 분사구에서 연료를 먼저 시작하여, unstart 가 발생하지 않을 정도의 연소기 압력 상승 후, 앞쪽 분사기에서 연료를 분사한다. 아울러 낮은 마하수에서는 뒤쪽 분사기에서 연료를 분사하며 높은 마하수에서는 앞쪽에서 연료를 분사한다.
- 마하수, 받음각 그리고 사이 드슬립 각도에 따라 엔진에 들어가는 공기 흡입량 측정하는 실험을 PSWT에서 수행하였다. 온도와 열부하 정도를 알아보기 위해 Calspan-University of Buffalo Research Center (CUBRC) Large Energy National Shock Tunnel 2 (LENS-2)에서 X-51 실물 크기 모델 풍동 실험을 하였다. 또, 산학 협동의 일환으로 Purdue 대학의 Mach-6 Quiet Tunnel에서 경계층 전이 실험을 하였다.
- 17에서 보듯이 많은 부품들이 기체 내부에 조밀하게 배치되어 있다. 제한된 공간속에서 연료에 필요한 공간을 최대한 확보하기 위해 연료 속에 부품들을 배치하는 wet-bay 방식을 택하였다. 따라서 별도의 연료탱크가 필요하지 않고 항공기의 표면과 격벽이 연료탱크의 벽면이 된다.
- X-51A SED 설계는 이전의 전통적인 방법과는 조금 다른 방식으로 진행되었다. 축소형상의 모델을 만들어 풍동실험을 거쳐 설계하는 것이 아니고 대부분의 형상을 컴퓨터 프로그램으로 설계한 뒤 풍동실험을 한 데이터와 비교하며 작업을 진행하였다. X-51A 는 ARRMD의 유산을 물려받았으므로 전산유체역학 데이터와 풍동 실험 결과가 일부분 이미 존재하였다.
- 한편 X-51A 연소기 부품 시험이 Connecticut 주의 East Hartford 소재 United Technologies Research Center (UTRC)의 Cell Ⅴ 직접 연결식 초음속 연소 시험 장치를 이용하여 수행되었다. 직접 연결식 시험 장치는 X-51A 연료 분배 밸브로 적절한 연료 분배를 가능케 하여 결합된 isolator-연소기 작동을 모사할 수 있었다.
대상 데이터
- HyTech 스크램제트 엔진에서는 과거 SR-71 항공기 등의 연료로써 등유 계열의 항공유 중발화점이 낮고 열안정성이 높은 특징을 가지는 JP-7을 연료로 이용한다. JP-7 액체 연료는 연료 펌프에 의하여 엔진의 앞부분으로 공급된 뒤 엔진 내벽을 형성하는 열교환기로 분배된다.
- HyTech 엔진의 제작은 Pratt & Whitney Rocketdyne (PWR) 에서 맡고 잇으며, 첫 비행용 엔진 SJY61-4부터 4대의 엔진이 2009년 11월 까지 보잉사에 인도되어 4대의 X-51A 비행체에 장착될 것이다.
- X-51A SED-WR의 주 목적은 HyTech 프로그 램에서 개발된 탄화수소 재생냉각 스크램제트 엔진을 비행 시험하는 것으로써, 미 공군, DARPA, Boeing, PWR 은 이 프로그램을 위해 7년 동안 2억 4천 6백만 달러를 투입하였다. 이전의 개발 과정과는 다르게 컴퓨터 시뮬레이션으로 모든 상황을 예측하고 설계한 뒤 실제 실험으로 이를 보완할 것이다.
- 2에서 보듯이 여러 국가 연구기관과 민간 회사가 참여하는 미국의 국가적인 과제이다. 비행시험은 캘리포니아 에드워드 공군기지에서 제 412 극초음속 비행 팀이 수행할 것이고, 제 419 비행대대에서 비행지원을 하게 된다. 지상시험은 NASA Langley Research Center (LaRC) 에서 수행하였고, NASA에서 데이터 분석과 기술지원을 제공하였다.
- X-51A는 타일과 폼(foam) 형태의 내열 재료로 열부하를 막는다. 뾰족한 앞전이 필요한 부분이나 흡입구 경사면 등과 같이, 삭마 생성 물질이 엔진에 흡입되었을 경우 치명적 영향을 줄수 있는 부위에는 우주왕복선에 사용되는 것과 유사한 Boeing Reusable Insulation (BRI-16) 타일을 사용하였다. 동체 하부 알루미늄구조물과 다른 열팽창률로 인해 생기는 변형을 줄이기 위하여 Strain Isolation Pad (SIP)에 타일을 접착하여 사용한다.
- 내부 기체와 격벽은 알루미늄 합금으로 제작되고, 기수가 고온에 견디고 길이방향 안정성을 가지기 위해 노즈캡은 이산화 실리콘으로 내열코팅된 텅스텐을 사용하며, 다른 부품으로의 열전달을 줄이기 위해 인코넬로 된 노즈캡 어댑터 위에 부착한다. 순항체 동체와 연결부의 표면 및 4개의 부스터 가동 핀은 알루미늄 합금을 사용한다. 부스터에는 가속 시 비행 안정성을 높이기 위해 추가적으로 2개의 알루미늄 수평 안정 판을 달았다.
- X-51A의 비행에는 관성 항법장치(IMU)와 GPS가 이용되며, 유도 제어 유닛 (GCU)은 여러 장치에서 받은 신호로 비행 방향과 속도를 조정한다. 스크램제트 엔진의 연료 공급은 F-22 Raptor의 PW F119 엔진의 FADEC을사용한다. 서브시스템 격실 바로 뒤에는 JP-7 연료가 가득 차 있는 칸이 있고, 이 칸은 X-51A의 중앙을 전부 차지한다.
- 순항체는 ARRMD 프로그램에서 개발된 waverider 의 길이를 줄인 모델을 사용하며 Boeing 의 Phantom Works에서 제작하고 있다. 엔진의 유로는 마하수 7에서 충격파가 흡입구에 닿는 자발 시동 흡입구에서 연소기를 거쳐 기체와 통합된 2차원 노즐로 구성되어 있다. 부스터는 Lockheed Martin 의 Army Tactical Missile System (ATACMS) 로켓을 개조하여 사용하는데, 이것은 X-51A를 스크램제트가 작동할수 있는 속도 영역까지 가속시킨 후 분리되어진다.
- 비행시험은 캘리포니아 에드워드 공군기지에서 제 412 극초음속 비행 팀이 수행할 것이고, 제 419 비행대대에서 비행지원을 하게 된다. 지상시험은 NASA Langley Research Center (LaRC) 에서 수행하였고, NASA에서 데이터 분석과 기술지원을 제공하였다. DARPA 와 미 공군이 03에서 10 회계연도 사이에 총 2억 4,650만 달러를 지원할 예정이다.
- 11은 HyTech 엔진의 개발 과정을 보여준다. 최초의 시험용 엔진은 구리 소재 heat-sink 방식의 무거운 Performance Test Engine(PTE) 로서, 2001년 1월 뉴욕 Ronkonkoma 소재 ATK/GASL의 LegⅣ freejet 풍동에서 실험하였다. PTE 는 HyTech의 성능과 사용가능성을 실험하기 위한 엔진이었고, 다음 단계의 엔진 개발에 필요한 엔진 연료 공급을 위한 가치 있는 데이터를 제공 하였다.
성능/효과
- 두 비행체 모두 대부분의 부품이 같고 연료 체계도 동일하다. GDE-2는 NASA LaRC의 8-ft HTT에서 마하수 5의 비행 조건으로 누적 연소 시간 300초 이상의 시험을 수행하여, 연료 체계와, 소프트웨어 그리고 연소기가 종합되어 잘 작동되는 것을 보여주었으며, 이 엔진을 개발하면서 습득한 기술이 X-51A 엔진 개발 프로그램으로 이어졌다.
- 따라서, 엔진이 차가운 시동 초기에는 별도로 탑재된 에틸렌을 이용하여 점화, 시동 하며, JP-7 연료만으로 연소가 가능한 조건에 이를 때까지 에틸렌 연료를 JP-7 연료와 함께 공급한다.[3] 에틸렌은 열 분해된 JP-7 연료의 주성분으로서 탄화수소 연료 중점화 지연이 비교적 짧은 특징을 가진다.
- [8] SJX61-2 엔진의 JP-7 연료 체계는 에틸렌 점화를 포함하는 실제 비행에 쓰일 것과 완전히 동일한 것이며, X-1 엔진에서 미완의 상태였던 “start box mapping," 비행용 연료 펌프및 에틸렌 탱크에 대한 검수, 비정상적인 탈 설계 조건에서 작동 및 FADEC에 의한 제어 등의 검증을 완료하였다.
- 5 였고, 동압은 비행 조건과 유사하다. 총 40회 이상의 실험에서 GDE-1 과 GDE-2 연소 시간을 합한 시간의 2배정도인 1,000 초 이상의 누적 연소 시간동안 X-1 엔진의 폐쇄형 연료 체계는 성공적으로 작동하 였고, X-51A의 임무 수행에 필요한 요구 조건을 충족 시켰으며, 일부분에서는 그 이상의 성능을 보여 주었다.
후속연구
- X-51A를 시작으로 해서 앞으로 미 공군은 더 큰 엔진에도 사용할 수 있고 보다 안전하고 재사용 가능한 엔진 기술 개발 노력을 계속할 것이다. X-51A의 비행 시험이 완료되면 스크램제트 엔진 기술의 실용화가 완성되며, 실증된 기술은 DARPA가 주관하는 Falcon 프로그램을 통하여 HTV-3X 를 위한 대형의 극초음속 추진기관인 TBCC(Turbine-Based Combined Cycle) 엔진 개발로 이어질 것이다.
- X-51A를 시작으로 해서 앞으로 미 공군은 더 큰 엔진에도 사용할 수 있고 보다 안전하고 재사용 가능한 엔진 기술 개발 노력을 계속할 것이다. X-51A의 비행 시험이 완료되면 스크램제트 엔진 기술의 실용화가 완성되며, 실증된 기술은 DARPA가 주관하는 Falcon 프로그램을 통하여 HTV-3X 를 위한 대형의 극초음속 추진기관인 TBCC(Turbine-Based Combined Cycle) 엔진 개발로 이어질 것이다.
- 열교환기 내벽은 다음 절에서 설명할 연료의 열분해를 가속시키기 위한 목적으로 촉매 코팅되어 있다.[3] 그러나 금속 계열의 연교환기 이외에 Fig. 4에 보이는 Ceramic Matrix Compisite (CMC) 재생냉각 시스템처럼 금속보다 가벼우면서도 충분한 열적 기계적 강도를 가지는 복합재료 재생냉각 시스 템도 동시에 연구되었으며, 향후의 극초음속 비행체에는 복합재료 방식의 재생냉각 체계가 더욱 적극적으로 이용될 것이다.
- 엔진과 비행체 개발은 동시에 경쟁적인 개발과정으로 진행되지만 최종적으로는 통합 과정으로 진행된다. 극초음속 비행 시험은 지상 시험으로부터 데이터를 얻어 개발하지만, 지상 시험을 더 잘 이해하는데 필요하며 궁극적으로는 비행시험 자료와의 비교를 통하여 향후 극초음속 항공기 개발에 필요한 성능 예측 코드를 개발에 이용될 것이다. 또한 발사 모기인 B-52H 항공기 및 Army Tactical Missile System (ATACMS) 부스터와의 전체적인 통합 및 엔진 제어, 항공전자 및 이에 필요한 소프트웨어의 개발 및 확립 등 필요한 하부 계통의 확립도 중요한 업무 이다.
- 국내에서는 우주발사체 개발 프로그램을 통하여 재생 냉각 액체 로켓 엔진 개발 기술을 개발, 보유하고 있으며, 기타 국방 관련 프로그램에 의하여 상당 수준의 열/공력, 추진기관 및 하부 체계의 설계/해석 기술과, 이를 담보하는 재료/가공 기술 및 시험 평가 기술과 장비 및 시설을 확보한 것으로 여겨진다. 따라서 이들을 보완하여 활용하면 X-51A과 같은 극초음속 비행체 개발은 기술적으로 충분히 가능한 여건에 있는 것으로 보이며, 이를 통하여 국력 향상에 획기적으로 기여할 수 있을 것으로 여겨진다.
- 비행 시험은 필요한 안전성 검토와 함께 2009년 초부터 시작할 예정이고, 4월부터 5월까지 지상 시험을 마친 뒤 6월부터는 본격적인 비행 시험이 시작될 예정이다. 이때에는 B-52H에 X-51A 을 장착하고 Edwards 공군기지주변을 비행할 것이다.
- X-51A의 개발을 통해 스크램제트 기술의 성숙도가 높아지게 되면 그 다음 단계는 복합 사이클 엔진을 이용한 요소 개발 프로그램 (Combined Cycle Engine Component Development Program)이다. 이것은 스크램제트 엔진을 장착하고 극초음속으로 전투/정찰/폭격 임무를 수행할 수 있는 단거리 및 장거리, 무인 및 유인 극초음속 항공기의 개발로 이어질 것이며 궁극적으로 군용 및 민간용으로 이용이 가능한 재사용 발사체 및 항공우주기의 개발로 연결될 것이다.
- X-51A SED-WR의 주 목적은 HyTech 프로그 램에서 개발된 탄화수소 재생냉각 스크램제트 엔진을 비행 시험하는 것으로써, 미 공군, DARPA, Boeing, PWR 은 이 프로그램을 위해 7년 동안 2억 4천 6백만 달러를 투입하였다. 이전의 개발 과정과는 다르게 컴퓨터 시뮬레이션으로 모든 상황을 예측하고 설계한 뒤 실제 실험으로 이를 보완할 것이다. 지상실험이 컴퓨터 전산 설계 프로그램의 개발과 보완에 도움이 되겠지만, 실제 비행 실험이 이전에서는 볼 수 없었던 완전한 데이터를 제공할 것이다.
- 지상실험이 컴퓨터 전산 설계 프로그램의 개발과 보완에 도움이 되겠지만, 실제 비행 실험이 이전에서는 볼 수 없었던 완전한 데이터를 제공할 것이다. 추가적으로 X-51A는 연료로 재생 냉각하는 스크램제트 엔진이 실제로 사용될 수 있음을 증명해 보일 것이다.
- 5로 비행 실험하는 것이다. 추가적으로 이 프로그램은 몇 가지의 부수적 목표를 가지는데, 첫 번째는 능동 냉각, 자체 제어 스크램제트 엔진의 지상 및 비행 시험이며, 여기서 얻은 데이터는 부가적으로 극초음속 물리현상을 이해하고 전산 설계 도구를 확립 하는데 이용될 것이다. 두 번째 및 세 번째 목표는 실용성 있는 흡열성 연료 스크램제트 엔진 및 순 추력을 내는 자유 비행 스크램제트 추진 비행체를 실증하는 것이다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.